Способ приема сигнала отделения ракеты от носителя и устройство для его реализации

Предлагаемое изобретение относится к предохранительным устройствам бортовых систем летательных аппаратов, в частности беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), и предназначено для безопасного боевого применения БПЛА. Оно может быть использовано для получения сигнала отделения самонаводящейся ракеты от любого типа носителя. Техническим результатом является повышение надежности работы устройства, а также уменьшение веса БПЛА, его габаритов и стоимости. В предлагаемом способе используют в процессе отделения БПЛА от носителя факт разрыва электрических цепей бортового разъема БПЛА, фиксируют приемным устройством пропадание команды, например команды контроля безопасности (КБ), производят обработку принятого сигнала, его задержку на заданное время и переводят контактное устройство в режим подачи команды отделения составным частям ракеты. Предлагаемый способ реализуют с помощью устройства, состоящего из ответной части бортового разъема, расположенной на корпусе ракеты, приемного реле, инерциальной системы управления и контактного устройства команды отделения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к предохранительным устройствам бортовых систем летательных аппаратов, в частности беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), и предназначено для безопасного транспортирования и боевого применения летательного аппарата.

Известен способ приема сигнала отделения ракеты от носителя, при котором после пуска ракеты чеку, тросиком соединенную с носителем, отделяют от основания предохранительного механизма, расположенного на ракете. В основании предохранительного механизма поршень, перемещаясь, переключает контакты микропереключателей, замыкающих предохраняемые цепи ракеты (патент US №6314887, дата приоритета 13.11.2001 г., МПК F42C 15/40). Сигнал отделения поступает на составные части ракеты.

Данный способ реализован с помощью предохранительного механизма ракеты (патент US №6314887, дата приоритета 13.11.2001 г., МПК F42C 15/40), состоящего из основания, закрепленного на ракете, и чеки, тросиком соединенной с носителем. Недостатками данного способа и устройства являются: недостаточно высокая надежность эксплуатации из-за необходимости размещения на ракете и носителе дополнительных устройств и наличия дополнительной механической связи между ними.

Известен способ приема сигнала отделения ракеты от носителя, при котором после пуска ракеты чеку, тросиком соединенную с носителем, отделяют от основания предохранительного механизма, расположенного на ракете. Под действием пружины шток начинает перемещаться и замыкает предохраняемые цепи ракеты (патент RU №2481551, дата приоритета 20.12.2011, МПК F42C 15/40). При взведении контактного устройства, размещенного внутри предохранительного механизма, на составные части ракеты подают сигнал отделения.

Данный способ реализован с помощью компактного предохранительного устройства ракеты (патент RU №2481551, дата приоритета 20.12.2011, МПК F42C 15/40), состоящего из корпуса с размещенными в нем двумя микропереключателями, штока, средства перемещения штока, а также чеки, тросиком соединенной с носителем. Недостатками данного способа и устройства являются: недостаточно высокая надежность эксплуатации из-за необходимости размещения на ракете и носителе дополнительных устройств и наличия дополнительной механической связи между ними.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных выше недостатков и создание надежного универсального способа и устройства, обеспечивающего безопасное применение ракеты на различных типах носителей.

Поставленная задача решается за счет того, что способ приема сигнала отделения ракеты от носителя осуществляют следующим образом: после отделения ракеты от носителя фиксируют приемным устройством отсутствие команды контроля безопасности, обрабатывают принятый сигнал в инерциальной системе управления, задерживают его на заданное время, переводят контактное устройство команды отделения в режим подачи команды отделения составным частям ракеты и подают команду отделения ракеты от носителя составным частям ракеты.

Поставленная задача решается за счет того, что устройство для приема сигнала отделения ракеты от носителя состоит из ответной части бортового разъема, расположенного на корпусе ракеты, приемного реле, инерциальной системы управления, контактного устройства команды отделения, при этом к контакту «Контроль безопасности минус» подсоединен первый конец обмотки приемного реле, второй конец обмотки приемного реле соединен с шиной «+27В», через нормально замкнутый контакт приемного реле шина напряжения «+27В» соединена с первым входом приема команд инерциальной системы управления, при этом первый выход приема команд инерциальной системы управления соединен с контактным устройством команды отделения.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлен вариант исполнения устройства приема сигнала отделения ракеты от носителя.

На фиг.1 обозначены:

1 - носитель;

2 - ответная часть бортового разъема;

3 - приемное реле;

4 - инерциальная система управления (ИСУ);

5 - контактное устройство команды отделения;

6 - составные части ракеты;

7 - ракета;

8 - реле.

По предлагаемому способу при старте ракеты используют факт разрыва электрических цепей, проходящих через бортовой разъем (в варианте исполнения разрыв цепи «Контроль безопасности минус»), фиксируют пропадание соответствующей команды «Контроль безопасности» при помощи приемного реле 3, логически обрабатывают принятый сигнал «Контроль безопасности» × F, задерживают его на заданное время, например, с помощью инерциальной системы управления 4. Затем переводят электрическим сигналом F(+27B) контактное устройство команды отделения 5 в режим подачи команды отделения составным частям ракеты 6. В качестве контактного устройства команды отделения 5 может быть использовано реле, которое может входить в состав ИСУ 4 в качестве его выходного реле 5 или вместе с приемным реле 3 располагаться в составе блока автоматики.

В варианте исполнения, представленном на фиг.1, предлагаемое устройство состоит из ответной части бортового разъема 2, расположенной на корпусе ракеты 7, приемного реле 3, инерциальной системы управления 4 и контактного устройства команды отделения 5, выполненного, например, в виде реле.

Рассмотрим работу варианта устройства приема сигнала отделения ракеты в случае применения с авиационного носителя, представленного на фиг.1. В процессе совместного полета ракета 7 находится на подвеске пускового устройства носителя 1, при запуске ракеты 7 она отделяется от носителя 1, при этом расстыкуется отрывной бортовой разъем, связывающий электросистемы ракеты и носителя. Для нормального выполнения циклограммы автономного полета ракеты ее составные части 6 должны получить команду отделения от ракеты 7.

Подачу электропитания с носителя 1 на ракету 7 (напряжение +27В) всегда осуществляют через бортовой разъем только при замкнутых контактах КБ1, КБ2, …, КБп цепи контроля безопасности. Напряжение «-27В» из носителя 1 через контакт «Контроль безопасности минус» бортового разъема поступает на цепочку последовательно соединенных контактов КБ1, КБ2, … КБп и на обмотку приемного реле 3. Через замкнутые контакты КБ1, КБ2, … КБп и контакт «Контроль безопасности плюс» бортового разъема напряжение «-27В» возвращается в носитель 1 и поступает на реле, которое размещено в носителе, срабатывает и подает через бортовой разъем напряжение питания «+27В», подготавливая элементы ракеты 7 к старту. При наличии цепи «Контроль безопасности минус» срабатывает реле 3 и размыкает свой нормально замкнутый контакт, через который напряжение «+27В» может поступать на один из входов ИСУ 4. После старта ракеты 7 отрывной бортовой разъем 2 расстыкуется, напряжение «-27В» с обмотки реле снимается, нормально замкнутый контакт реле 3 замыкается и на вход ИСУ в качестве сигнала «Контроль безопасности плюс» поступает напряжение «+27В», сигнализирующее через снятие контроля блокировки КБ о сходе ракеты. Сигнал снятия КБ с необходимой задержкой, выдаваемой программой ИСУ, поступает на реле 5 команды отделения (сигнал F(+27B)). При необходимости сигнал F(+27B) в ИСУ дополнительно обрабатывается, например, вводится условие выдачи F(+27B) только при наличии заданного удаления от носителя, только при наличии свободного движения ракеты (отсутствие механической связи с носителем), только в ограниченном интервале времени после приема команды «Пуск».

Конструктивное исполнение предложенного устройства может быть различным. Например, в качестве реле 5 может быть использовано одно из выходных реле ИСУ 4 и команда отделения из ИСУ 4 может сразу поступать на другие составные части ракеты 6. Реле 5 вместе с реле 3 может быть размещено в блоке автоматики ракеты, может быть введено в ИСУ или быть представлено в виде отдельного блока.

В предлагаемом способе используют в процессе отделения БПЛА от носителя факт разрыва электрических цепей бортового разъема БПЛА, фиксируют приемным устройством пропадание команды, например команды контроля безопасности (КБ), производят обработку принятого сигнала, его задержку на заданное время и переводят контактное устройство в режим подачи команды отделения составным частям ракеты. Предлагаемый способ позволяет устранить лишнюю механическую связь ракеты с носителем за счет того, что из состава ракеты исключают предохранительный механизм с чекой, а также приспособление для выдергивания чеки, расположенное на носителе (тросик).

Техническим результатом является упрощение способа и устройства, повышение надежности работы устройства, а также уменьшение веса БПЛА, его габаритов и стоимости.

Представленные чертеж и описание устройства позволяют, используя существующую элементную базу, осуществить способ и изготовить устройство промышленным способом, что характеризует предлагаемое изобретение как промышленно применимое.

1. Способ приема сигнала отделения ракеты от носителя, при котором после отделения ракеты от носителя фиксируют приемным устройством отсутствие команды контроля безопасности, обрабатывают принятый сигнал в инерциальной системе управления, задерживают его на заданное время, переводят контактное устройство команды отделения в режим подачи команды отделения составным частям ракеты и подают команду отделения ракеты от носителя составным частям ракеты.

2. Устройство для приема сигнала отделения ракеты от носителя, включающее в себя ответную часть бортового разъема, расположенную на корпусе ракеты, приемное реле, инерциальную систему управления, контактное устройство команды отделения, при этом к контакту «Контроль безопасности минус» подсоединен первый конец обмотки приемного реле, второй конец обмотки приемного реле соединен с шиной «+27В», через нормально замкнутый контакт приемного реле шина напряжения «+27В» соединена с первым входом приема команд инерциальной системы управления, при этом первый выход приема команд инерциальной системы управления соединен с контактным устройством команды отделения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к военной технике, а именно к предохранительным механизмам, применяемым в пиропатронах. Предохранительный механизм включает в себя движок.

Изобретение относится к бортовым устройствам и системам пироавтоматики летательных аппаратов. Устройство защиты детонационных цепей содержит корпус со сквозным отверстием цилиндрической формы, закрываемым с одной стороны прижимной крышкой, а с другой - торцевой заглушкой, внутри которого размещен поршень.

Устройство относится к предохранительным устройствам бортовых систем летательных аппаратов, в частности беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), и предназначено для безопасного транспортирования и боевого применения летательного аппарата.

Изобретение относится к военной технике, а именно к устройствам предохранения и коммутации взрывателей ракетных, авиационных и зенитных боеприпасов. .

Изобретение относится к предохранительно-исполнительным механизмам взрывателей. .

Изобретение относится к области военной техники. .

Изобретение относится к области дистанционно-контактных взрывателей для реактивных глубинных бомб морских систем залпового огня. .

Изобретение относится к системам интенсификации добычи нефти и газа и может найти применение при осуществлении перфорации скважин кумулятивными перфораторами. Изобретение содержит корпус, электрический провод, поршень, картридж, внутри которого размещены шнур детонирующий, устройство передачи детонации, электродетонатор, контакт электродетонатора. Заявленное устройство снабжено подвижным электрическим контактом, расположенным на первой торцевой части поршня. Верхняя часть поршня выполнена конической формы. На второй торцевой части поршня выполнено глухое отверстие с диаметром, равным диаметру верхнего конца электрического контакта нижней секции перфоратора. Технический результат заключается в обеспечении простоты стыковки устройства последовательного инициирования перфорационной системы с секциями перфоратора при сборке и повышении надежности соединений. 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к авиационным взрывателям. Включает корпус, блок взведения с электровоспламенителем и замедлителем. Последние объединены общей герметичной полостью. Включает также электрический фильтр, составной реакционный ударник, выполненный в виде штока, ударника и поджимной гайки. Кроме того, содержит инерционный ударник с подпружиненным капсюлем-детонатором и передаточным детонатором, подпружиненный накольник, втулку с пиротехническим составом, бокобойную втулку, детонатор и электрический жгут с контактным узлом. Взрыватель снабжен индикатором взведения и механическим предохранителем. При этом индикатор взведения выполнен в виде смонтированной в корпусе втулки с герметично размещенной в ней мембраной и установленным с возможностью перемещения вдоль оси втулки ступенчатым штоком. Один конец штока выполнен для контакта с мембраной, причем его диаметр составляет 0,5÷0,9 диаметра мембраны. Второй конец штока размещен в отверстии, выполненном в корпусе. Механический предохранитель выполнен в виде смонтированной в корпусе направляющей втулки, установленного во втулке с возможностью продольного перемещения над инерционным ударником предохранителя с вилкообразной частью и размещенной на ней герметизирующей прокладкой. Ширина выреза вилки вилкообразной части превышает диаметр пружины накольника. Кроме того, содержит шарнирно соединенную с вилкообразной частью цилиндрическую часть с кольцевой проточкой, а также колпачок. В донышке колпачка выполнено фигурное отверстие в форме восьмерки для размещения донышка колпачка в кольцевой проточке цилиндрической части предохранителя. Повышает безопасность эксплуатации взрывателя путем предотвращения произвольного срабатывания взрывателя. 4 ил.

Изобретение относится к системам бортовой и наземной пироавтоматики летательных аппаратов различного назначения, в частности к устройствам, предназначенным для надежного задействования детонационных исполнительных механизмов, узлов систем разделения, метания, газогенерации, ликвидации и т.д., а также гарантированной защиты их от случайных паразитных сигналов и несанкционированного вмешательства извне. Предлагаемое устройство включает в себя корпус 4, два инициирующих устройства (ИУ) (электродетонаторы, капсюль-детонаторы, светодетонаторы, взрывные патроны и т.п.) - ИУ взведения 1 и ИУ пусковое 2, три однотипных линейных детонирующих заряда (ЛДЗ) - ЛДЗ служебного применения 5, ЛДЗ предохранения 6 и ЛДЗ взведения 7 с концевыми зарядами-усилителями и детонатор - передаточный заряд 8. ЛДЗ представляет собой отрезки разной длины детонирующих удлиненных зарядов малого калибра либо в тонкостенных металлических оболочках, либо без оболочек, снаряженных либо мелкокристаллическим бризантным взрывчатым веществом, либо высокочувствительным и высокобризантным эластичным или пластичным взрывчатым веществом. При этом ЛДЗ взведения и ЛДЗ служебного применения взаимно пересекаются примерно под прямыми углами с ЛДЗ предохранения с соблюдением неравенства Lсп>>Lвз>Lпр, где Lпр - длина ЛДЗ служебного применения до точки пересечения с ЛДЗ предохранения; Lвз - длина ЛДЗ взведения до пересечения с ЛДЗ предохранения; Lпр - длина ЛДЗ предохранения до пересечения с ЛДЗ служебного применения. Изобретение позволяет повысить надежность работы устройства, упростить конструкцию, снизить массогабаритные характеристики и энергопотребление, снизить стоимость изделия и повысить технологичность его сборки. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к средствам инициирования огневой цепи. Устройство для инициирования взрывчатого вещества содержит спусковой механизм, предназначенный для приема и передачи сигналов, детонатор, предназначенный для инициирования огневой цепи, причем детонатор соединен со спусковым механизмом для приема от него сигналов, цепь передачи детонационного импульса, по которой осуществляется распространение энергии после приведения в действие детонатора, и механизм ориентации, связанный со спусковым механизмом для получения от него сигнала и предназначенный для осуществления перехода из смещенного состояния в совмещенное состояние, причем механизм ориентации содержит разрушающийся элемент, предназначенный для противодействия смещающему элементу и сохранения смещенного состояния устройства. Способ инициирования основан на применении заявленного устройства. Изобретение позволяет использовать его при дистанционном взведении. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к взрывной технике и может быть использовано во взрывателях снарядов. Предохранительно-исполнительное устройство содержит корпус с токовыводами, внутри которого размещен заряд взрывчатого вещества, электродетонатор с электровыводами, ключ, выполненный в виде микроэлектромеханической системы (далее - МЭМС-ключ), разомкнутый в исходном положении, срабатывающий под действием перегрузки, превышающей пороговый уровень, электронно-временной блок, обеспечивающий отсчет времени действия перегрузки, превышающей пороговый уровень, и формирующий на выходе электрический импульс в случае превышения длительности действия перегрузки определенного временного значения. Один из контактов МЭМС-ключа соединен с токовыводом предохранительно-исполнительного устройства, а другой контакт соединен с входом электронно-временного блока, выход которого соединен с электровыводом электродетонатора. В варианте исполнения предохранительно-исполнительное устройство содержит дополнительно МЭМС-ключ, разомкнутый в исходном положении, срабатывающий под действием перегрузки, размещенный в электрической цепи, соединяющей выход электронно-временного блока с электровыводом электродетонатора, при этом дополнительный МЭМС-ключ расположен таким образом, что замыкание контактов осуществляется под действием центробежной силы при вращении предохранительно-исполнительного устройства вокруг продольной оси. Изобретение позволяет создать устройство, характеризующееся меньшими габаритно-весовыми характеристиками, повышенными показателями надежности при боевом применении и повышенной безопасностью в служебном обращении. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к взрывной технике и может быть использовано во взрывателях снарядов. Предохранительно-исполнительный механизм содержит корпус с токовыводами, внутри которого размещен электродетонатор с электровыводами, три или более МЭМС-ключа, выполненных в виде микроэлектромеханических систем, разомкнутых в исходном положении и срабатывающих под действием перегрузки, электронно-временной блок, обеспечивающий отсчет времени действия перегрузки, превышающей пороговый уровень, и формирующий электрический сигнал на выходе в случае превышения регистрируемым временем определенной величины. Один из МЭМС-ключей расположен таким образом, что замыкание контактов осуществляется при контакте снаряда с преградою под влиянием перегрузки, превышающей пороговый уровень, действующей вдоль продольной оси предохранительно-исполнительного механизма. Другие два или более МЭМС-ключа расположены таким образом, что замыкание контактов осуществляется под действием центробежной силы при вращении предохранительно-исполнительного механизма вокруг продольной оси, причем МЭМС-ключи расположены относительно продольной оси предпочтительно диаметрально противоположно. МЭМС-ключ, срабатывающий под действием продольной перегрузки, одним из контактов соединен с одним из токовыводов предохранительно-исполнительного механизма, а другим контактом соединен с входом электронно-временного блока, выход которого соединен с одним из электровыводов электродетонатора. МЭМС-ключи, срабатывающие под действием центробежной силы, соединены последовательно в электрическую цепь, один конец которой соединен со вторым токовыводом предохранительно-исполнительного механизма, а другой конец соединен со вторым электровыводом электродетонатора. Изобретение позволяет создать устройство, характеризующееся улучшенными габаритно-массовыми характеристиками, повышенными показателями надежности при боевом применении и повышенной безопасностью в служебном обращении. 1 ил.

Изобретение относится к нефтегазовой отрасли, а именно к конструктивной части перфорационных систем, спускаемых в нефтяные или газовые скважины на геофизическом кабеле и инициируемым электродетонаторами, и может быть применено для перфорации разрозненных интервалов за одну спускоподъемную операцию. Устройство содержит корпус устройства, электродетонатор, шнур детонирующий, электрический провод, устройство передачи детонации, поршень. Поршень расположен в корпусе, выполненном в виде цилиндра со ступенчатым сквозным отверстием, имеет уплотнительную и инициирующую части и зафиксирован в корпусе от перемещения фиксирующей шайбой. Поршень изолирован от корпуса втулкой-изолятором и изолирующей шайбой. В механическую цепочку переключения контактов дополнительно включен электронный блок переключения контактов, выполненный в виде электронного ключа, срабатывающего от изменения состояния датчика. Обеспечивается срабатывание только одного из нескольких электродетонаторов перфорационной системы от подачи одного импульса с взрывного прибора в строгой последовательности снизу вверх. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Предлагаемое изобретение относится к предохранительным устройствам бортовых систем летательных аппаратов, в частности беспилотных летательных аппаратов, и предназначено для безопасного боевого применения БПЛА. Оно может быть использовано для получения сигнала отделения самонаводящейся ракеты от любого типа носителя. Техническим результатом является повышение надежности работы устройства, а также уменьшение веса БПЛА, его габаритов и стоимости. В предлагаемом способе используют в процессе отделения БПЛА от носителя факт разрыва электрических цепей бортового разъема БПЛА, фиксируют приемным устройством пропадание команды, например команды контроля безопасности, производят обработку принятого сигнала, его задержку на заданное время и переводят контактное устройство в режим подачи команды отделения составным частям ракеты. Предлагаемый способ реализуют с помощью устройства, состоящего из ответной части бортового разъема, расположенной на корпусе ракеты, приемного реле, инерциальной системы управления и контактного устройства команды отделения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх